CN112189089A - 用于飞行器喷气发动机短舱的声学衰减板 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板(1)以及一种用于制造该板的方法。该板(1)包括置于包括穿孔(4)的声学前表层(3)与后表层(6)之间的蜂窝中心芯体(2)，该板(1)包括具有第一蜂窝壁网络(9)的前部结构(7)和具有第二蜂窝壁网络(10)的后部结构(8)。前部结构(7)和后部结构(8)彼此相对地定位，并且使得一种结构(7、8)的蜂窝壁网络(9、10)与面向它的另一结构(7、8)的表层(3、6)间隔开间隙d。

Description

用于飞行器喷气发动机短舱的声学衰减板

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板，更具体地，涉及一种由这种板形成的推力反向器翻板，以及一种用于制造这种声学衰减板的方法。

背景技术

涡轮喷气发动机短舱通常具有基本上管状的结构，该结构包括涡轮喷气发动机上游的进气口、旨在围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段、旨在围绕涡轮喷气发动机的燃烧室并且结合推力反向装置的下游段。短舱通常终止于喷嘴，该喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

现代发动机短舱旨在容纳双流式涡轮喷气发动机，该双流式涡轮喷气发动机能够经由旋转风扇的叶片产生热气流(主流)和冷气流(副流)，该热气流和冷气流通过环形通道(也称为流动路径)在涡轮喷气发动机外部循环，该环形通道形成在涡轮喷气发动机的整流罩和机舱的内壁之间。

两个气流通过短舱的后部从涡轮喷气发动机喷出。在飞行器着陆过程中，推力反向器的作用是通过将涡轮喷气发动机喷出的至少一部分空气向前重新定向来提高飞行器的制动能力。

在这个阶段，推力反向器阻塞冷流的流动路径的至少一部分，并且将该流引导到短舱的前方，从而产生增加飞行器的轮子和减速板的制动的反推力。

通常，推力反向器的结构包括翻板或推力反向器机罩，该机罩在一方面的反向喷气位置和另一方面的直接喷气位置之间是可移位的，在反向喷气位置中机罩在短舱中打开用于被转向的气流的通道，在直接喷气位置中机罩关闭该通道。

在具有叶栅叶片的推力反向器的情况下，也称为推力反向器叶栅，气流的重新定向由叶栅叶片执行、与至少部分地阻塞空气循环流动路径的推力反向器翻板相关联，该翻板仅具有简单的滑动功能，其目的在于露出或覆盖这些推力反向器叶栅。

翻板包括执行该关闭的主板形结构，称为声学衰减板。

声学衰减板通常具有层压结构，并且包括具有形成蜂窝芯体的蜂窝结构的中心层。

蜂窝芯体由蜂窝结构构成，并且位于覆盖该中心层的相对面的两个表层之间。表层通常由浸渍有通过焙烤固化的环氧树脂的碳织物制成。

其中一个表层称为声学表层，位于流动路径的侧面。其通常设置有多个穿孔(微穿孔)，这些穿孔将流动路径与中心层的蜂窝连通，并吸收在正常工作期间由涡轮喷气发动机产生的一些噪音。

这些微穿孔通常在将表层组装到中心层之后通过钻孔穿过表层。

已知的制造方法相当慢且昂贵，涉及许多连续的操作。

另一个缺点是，由于机械强度的原因，在流动路径的侧面上的表层的穿孔实际上被限制在板面积的大约50％(因为不可能在蜂窝的芯的边缘处和轭的紧固件附近制造穿孔)，这因此降低了噪音的吸收。

此外，存在其它组装方法，但是这些方法昂贵和/或难以实施。这是文献US4001473中描述的不同元件之间的胶合的情况。

根据US 4001473中描述的现有技术的方法，将各自包括蜂窝壁网络和表层的两个结构缠结，并且然后胶合在一起以形成包括容纳的蜂窝芯体的声学衰减板，蜂窝芯体夹在声学表层和全表层之间。

这种制造工艺的缺点是其复杂性及其实施困难，这是因为很难进行表层与蜂窝壁的胶合或焊接，从而导致额外的成本。

另外，声学衰减板的刚度没有优化，对于声学性能来说也是如此。

并且在由冲击引起的声学表层损伤的情况下，不可能非常容易地更换损伤部分，这是因为两个相应的蜂窝壁网络被胶合在一起。

发明内容

本发明的目的在于通过提出一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板来克服所有或部分这些缺点，该声学衰减板更易于实施和维修、更刚性并且其中有用的声表面被优化。

本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板，其包括置于包括穿孔的声学前表层和后表层之间的蜂窝中心芯体，该声学衰减板包括前部结构和后部结构。

根据本发明，前部结构包括声学前表层和第一蜂窝壁网络。后部结构包括后表层和第二蜂窝壁网络。第一和第二蜂窝壁网络是互补的，以在组装位置形成蜂窝中心芯体。前部结构和后部结构彼此相对地定位，并且使得一结构的蜂窝壁网络与面向该结构(或相对)的另一结构的表层间隔开间隙d。

优选地，间隙d小于2mm，更优选地小于1.5mm。

间隙d是有利地小于2mm并且优选地小于1.5mm同时严格地大于零的间隙。

第一和第二蜂窝壁网络彼此交叉。因此，前部和后部结构彼此交叉。

这两个结构包括紧固至彼此的相应的外周边界。

因此，前部结构和后部结构各自包括外周边界，所述边界彼此紧固以组装前部结构和后部结构。

一结构的每个蜂窝壁网络由在该结构的表层的相应内表面上突出的壁形成。

根据一个可能的实施例，在每个蜂窝壁网络的壁上设置凹口。一蜂窝壁网络的壁的凹口布置成以互补的方式插入到另一蜂窝壁网络的壁的凹口中，从而允许前部结构的第一蜂窝壁网络嵌套到后部结构的第二蜂窝壁网络中。

根据另一可能的实施例，蜂窝壁网络各自包括截头圆锥形截面的壁，截头圆锥形截面的壁相对于彼此重叠以允许前部结构的第一蜂窝壁网络嵌套至后部结构的第二蜂窝壁网络中。

在组装之后，后部结构可具有相对于前部结构的蜂窝样式移半个周期的蜂窝样式。

本发明还涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的推力反向器翻板，其由如前所述的声学衰减板形成。

本发明还涉及一种用于制造如前所述的飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板的方法。

该方法包括以下步骤：

获得包括声学前表层和第一蜂窝壁网络的前部结构，

获得包括后表层和第二蜂窝壁网络的后部结构，

将前部结构组装到后部结构以形成声学衰减板，第一和第二蜂窝壁网络配合在一起以形成位于声学前表层和后表层之间的蜂窝中心芯体，前部结构和后部结构彼此相对地定位，并且使得一结构的蜂窝壁网络与面向该蜂窝壁网络的另一结构的表层间隔开间隙d。

前部结构和后部结构各自包括外周边界，所述边界彼此紧固以组装前部结构和后部结构。

优选地，在组装步骤期间，前部结构的第一蜂窝壁网络嵌套到后部结构的第二蜂窝壁网络中。

在组装步骤期间，前部结构的第一蜂窝壁网络通过设置在形成每个蜂窝壁网络的壁上的凹口而嵌套到后部结构的第二蜂窝壁网络中。每个蜂窝壁网络的壁的凹口被布置成插入到彼此中。

有利地，在组装步骤期间，该结构仅在设置在两个结构中的每一个上的相应的外周边界处紧固至彼此。

因此，本发明提供了一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板，其更易于实施和维修、更刚性并且其中有用的声表面被优化。

结构的组装在单个步骤中进行。

本发明的方法允许减少制造时间和显著降低制造成本。

实际上，第一结构和第二结构中的每一个形成“半壳”，当组装在一起时，该半壳允许获得声学衰减板。因此，相对于现有技术，容易独立地制造这两个结构，然后以容易的方式组装它们。

与凹口的嵌套允许提高板的刚度。所提出的解决方案允许更好地吸收机械应力。

也可以获得高达80％的声学表面。

由于这些结构彼此相对并且彼此间隔开，因此在声学芯体的整个范围上，除了可能在例如与装配件的紧固相关联的奇点处之外，在这两个结构之间存在间隙。

在两个结构之间设置小于2mm的该间隙，以保证部件的正确安装，并且避免在其使用期间的振动和/或变形。然而，该间隙应该被限制，以不降低其作为谐振器的声学性能。

也便于维护。在由冲击引起的声学表层损坏的情况下，通过移除紧固件并重新安装新的半壳，可以非常容易地更换损坏部分。

附图说明

通过阅读以下仅作为示例给出的描述，本发明的其他特征和优点将得以显现，参照：

图1表示根据本发明的一个实施例的声学衰减板的分解图；

图2表示声学衰减板的前部结构；

图3表示声学衰减板的截面图；

图4表示由声学衰减板形成的推力反向器翻板的前部结构的内侧；

图5表示前部结构的外侧；

图6表示由声学衰减板形成的推力反向器翻板的后部结构的外侧；

图7表示后部结构的内侧；

图8表示具有装配件的翻板的后视图；

图9表示根据另一实施例的第一和第二蜂窝壁网络；

图10表示根据另一实施例的第一和第二蜂窝壁网络；

图11表示根据另一实施例的嵌套的两个蜂窝壁网络、而没有凹口；

图12表示根据另一实施例的嵌套的两个蜂窝壁网络、而没有凹口；

图13表示根据另一实施例的嵌套的两个蜂窝壁网络、而没有凹口。

具体实施方式

图1和图3示出了根据本发明的一个实施例的用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板1。

该声学衰减板1包括蜂窝中心芯体2，该中心芯体插入在包括穿孔4的声学前表层3和后表层6之间。

术语“前”和“后”通过图示的方式限定并且是非限制性的。

声学衰减板1包括前部结构7和后部结构8。

根据本发明，前部结构7包括声学前表层3和固定到其上的第一蜂窝壁网络9。

后部结构8包括后表层6和固定到其上的第二蜂窝壁网络10。

第一蜂窝壁网络9和第二蜂窝壁网络10是互补的，并且一起协作以在组装位置形成蜂窝中心芯体2。

前部结构7和后部结构8彼此相对地定位，并且使得一结构7、8的蜂窝壁网络9、10与面向该结构的另一结构7、8的表层3、6间隔开间隙d，如图3中所示。

换句话说，前部结构7的第一蜂窝壁网络9的与后部结构8的后表层6间隔开间隙d。

同样，后部结构8的第二蜂窝壁网络10与前部结构7的前声学表层3间隔开间隙d。该间隙d可以与将前部结构7的第一蜂窝壁网络9的与后部结构8的后表层6分开的间隙d相同或不同。

间隙d或间隔有利地小于2mm，并且优选地小于1.5mm，但不等于零。该间隙允许流体排出。

两个结构7、8包括相应的外周边界11、12，它们通过例如胶合或焊接或机械组装而紧固至彼此。

一结构7、8的每个蜂窝壁网络9、10由在该结构7、8的其中一个表层3、6的相应内表面44、47上突出的壁13、14形成。

在每个蜂窝壁网络9、10的壁13、14上设置凹口15、16。

一个蜂窝壁网络9、10的壁13、14的凹口15、16布置成以互补的方式插入到另一蜂窝壁网络9、10的壁13、14的凹口15、16中，从而允许前部结构7的第一蜂窝壁网络9嵌套到后部结构8的第二蜂窝壁网络10中。

因此，相对的和互补的凹口15、16插入彼此之中。

凹口15、16是长方形的，并且从壁13、14的内边缘20、21沿着壁13、14朝向表层3、6延伸。

更具体地说，壁13、14的这些内边缘20、21远离面向它们的表层3、6。

凹口的高度可以变化，并且在结构区域处较低以保持该间隙d。

前部结构7的外周边界11包括凹口15。

后部结构8的外周边界12不包括凹口。

在嵌套之后，后部结构8的外周边界12围绕前部结构7的外周边界11，反之亦然。

第一蜂窝壁网络9和第二蜂窝壁网络10具有正方形形状的蜂窝23、24，以形成具有正方形截面的平行六面体蜂窝22的蜂窝中心芯体2。其它形状也是可能的，如矩形、六边形、圆形或任何形状。

蜂窝23、24或声学单元具有100mm×100mm或优选地50mm×50mm的尺寸。

蜂窝或声学单元的几何形状应当优选地内切于49mm×49mm的正方形中，以便具有与称为NIDA的已知解决方案在推力反向器上应用的相同效率。

其它尺寸也是可能的。

在航空领域或其它领域，其它应用也是可能的。

图1示出后部结构8具有在两个非平行方向上相对于前部结构7的蜂窝样式偏移半个周期或半个节距以允许完美嵌套的蜂窝样式。

换句话说，与外周边界12相邻的后部结构8的蜂窝24具有宽度减半的一侧。

前部结构7包括沿外周边界11的整个单元23。

图9示出了根据另一实施例的第一蜂窝壁网络9和第二蜂窝壁网络10。

第一蜂窝壁网络9包括如前所述的正方形截面的蜂窝23和插入到蜂窝23中的附加蜂窝25。附加蜂窝25具有矩形或正方形截面并且定位在由两个壁13形成的交叉处附近。它们允许减小单元的尺寸以加强前部结构7。

第一蜂窝壁网络9包括在由两个壁13形成的交叉处的菱形26或环27形状的附加蜂窝。

第二蜂窝壁网络10包括如前所述的矩形或正方形截面的蜂窝24和插入到蜂窝24中的附加壁28。

附加壁28垂直于第二蜂窝壁网络10的壁14。

第二蜂窝壁网络10包括以壁14的交叉处为中心的正方形截面的附加蜂窝29，菱形形状的附加蜂窝30，圆形截面的附加蜂窝31和卵形截面的附加蜂窝32。

图10示出了根据另一实施例的第一蜂窝壁网络9和第二蜂窝壁网络10。

第一蜂窝壁网络9包括如前所述的正方形截面的蜂窝23和位于蜂窝23中的椭圆形截面的附加蜂窝33。

在结构7、8的组装期间，第二蜂窝壁网络10包括被布置成插入到第一蜂窝壁网络9的蜂窝23中的矩形截面的蜂窝35和布置成插入到第一蜂窝壁网络9的椭圆形截面的附加蜂窝33中的椭圆形截面的蜂窝34。

不管附加单元的形状和实施例如何，它都通过先前限定的间隙d与面对它的结构7、8的表层3、6间隔开。

添加“任何”附加闭合轮廓或蜂窝允许保持单元体积等于50mm×50mm。

可替代地，两个结构7、8可以嵌套而没有凹口。

图11示出了根据一个实施例的嵌套的两个蜂窝壁网络9、10，而没有凹口。

蜂窝壁网络9、10各自包括相对于彼此重叠的截头圆锥形截面的壁17、18，以允许前部结构7的第一蜂窝壁网络9嵌套到后部结构8的第二蜂窝壁网络10中。

截头圆锥形截面的壁17、18在与其相关联的结构7、8的表层3、6的内表面上突出。

截头圆锥形截面的壁17、18在结构7、8的嵌套过程中在彼此上滑动。该滑动导致结构7、8相对于彼此的阻塞。

现在，在截头圆锥形截面的壁17、18和面对它的表层3、6之间存在间隙d。

图12示出了根据另一实施例的嵌套的两个蜂窝壁网络9、10，而没有凹口。

前部结构7包括声学前表层3，该声学前表层包括穿孔4和从声学前表层3垂直突出的截头圆锥形截面的壁17。

后部结构8包括后表层6和从表层6突出的后截头圆锥形截面的壁18。

截头圆锥形截面的壁17、18在组装后彼此相对地定位，使得在截头圆锥形截面的壁17、18的相应上表面36、37之间形成间隙d。

前截头圆锥形截面的壁17的高度大于后截头圆锥形截面的壁18的高度，反之亦然。

前部结构7可能包括垂直于声学前表层3的附加前壁38。

后部结构8可能包括垂直于后表层6的附加后壁39。

附加前壁38和附加后壁39的自由端与面对它的结构7、8的表层3、6间隔开间隙d。

如图13所示，其它变化也是可能的。

前部结构7包括声学前表层3，该声学前表层包括穿孔4和从声学前表层3突出的截头圆锥形截面的壁17。

后部结构8包括后表层6和从表层6突出的后部截头圆锥形截面的壁18。

截头圆锥形截面的壁17、18在结构7、8的嵌套过程中在彼此上滑动。

具有加强件功能的前截头圆锥形截面的壁17的高度低于后截头圆锥形截面的壁18的高度，反之亦然。

前部结构7包括从声学前表层3突出的附加前壁38。

后部结构8包括从后表层6突出的附加后壁39。

后部结构8包括具有较小尺寸的后截头圆锥形截面的壁41，该壁并排定位以形成挡板40。

前部结构7的附加前壁38定位成与挡板40相对。

具有加强件功能的前截头圆锥形截面的壁17可以与附加后壁39相对地定位。在这些元件之间提供间隔或间隙d。

本发明还涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的推力反向器翻板或机罩19，其由如前所述并在图8中示出的声学衰减板1形成。

推力反向器翻板19包括蜂窝中心芯体2，其插入在包括穿孔4的声学前表层3与后表层6之间。

声学衰减板1包括在图4和图5中称为前半机罩的前部结构7和在图6和图7中称为后半机罩的后部结构8。

前部结构7包括声学前表层3和紧固到其上的第一蜂窝壁网络9。

后部结构8包括后表层6和紧固到其上的第二蜂窝壁网络10。

第一和第二蜂窝壁网络9、10是互补的，以在组装位置形成蜂窝中心芯体2。

前部结构7和后部结构8彼此相对地定位，并且使得结构7、8的蜂窝壁网络9、10与面向该结构的另一结构7、8的表层3、6间隔开非零间隙d。该间隙d例如小于5mm。它有利地小于2mm，优选小于1.5mm。

前部结构7和后部结构8通过胶合、焊接或夹持而紧固。

结构7、8可由

热塑性塑料、

热固性塑料、热塑性塑料/金属混合物制成，或者由陶瓷复合材料或其它材料制成，这取决于部件的机械和环境标准。

在稍后详述的制造步骤期间，提供由凸缘43围绕的孔口41以紧固装配件。长圆孔42被设置用于通过连杆。

前部结构7包括内表面44，第一蜂窝壁网络9在该内表面上突出。

如图5所示，前部结构7的声学前表层3包括外表面45。

图6示出了包括外表面46的后部结构8。

后部结构8包括用于连杆通过的长圆孔48。

在后部结构8的模制过程中形成轭或空腔49、50，以容纳配件。轭49、50集成到后表层6中。

如图7所示，后部结构8的后表层6包括内表面47。

第二蜂窝壁网络10从后部结构8的内表面47垂直地突出。

图8表示具有装配件51、52的推力反向器翻板19的后视图，装配件包括连杆装配件51和两个铰链装配件52。

装配件可以通过胶合、焊接或夹紧直接安装并紧固到后部结构8的后表层6。

装配件可以可选地是在后部结构8的制造步骤期间共同注射的装配件。

本发明还涉及一种用于制造如前所述的飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板1的方法。

该方法包括获得包括声学前表层3和第一蜂窝壁网络9的前部结构7的步骤，以及获得包括后表层6和第二蜂窝壁网络10的后部结构8的步骤。

不管结构7、8如何，通过模制热塑性聚合物而一起制造蜂窝壁网络9、10和表层3、6，从而允许在单个步骤中获得注射或模制的复合物。

穿孔4在模制过程中或之后形成在声学前表层3上。

轭49、50在后部结构8的模制过程中形成。

然后将装配件51、52紧固到后部结构8上。

该方法包括将前部结构7组装到后部结构8以形成声学衰减板1的步骤。

第一蜂窝壁网络9和第二蜂窝壁网络10一起协作以形成位于声学前表层3与后表层6之间的蜂窝中心芯体2。

前部结构7和后部结构8彼此相对地定位，并且使得结构7、8的蜂窝壁网络9、10与面向该结构的或与之相对的另一结构7、8的表层3、6间隔开间隙d，该间隙d非零但小于2mm。

通常，在组装步骤中，前部结构7的第一蜂窝壁网络9嵌套到后部结构8的第二蜂窝壁网络10中。不同的嵌套方式是可能的。

优选地，在组装步骤期间，前部结构7的第一蜂窝壁网络9通过设置在形成每个蜂窝壁网络9、10的壁13、14上的前述凹口15、16嵌套(或缠绕)到后部结构8的第二蜂窝壁网络10中。

每个蜂窝壁网络9、10的壁13、14的凹口15、16被布置成插入到彼此中。

在组装步骤期间，结构7、8在设置在两个结构7、8中的每一个上的相应的外周边界11、12处紧固至彼此。

紧固可以是利用紧固装置的机械紧固。可替代地，可以通过在部件的外周边界11、12上胶合或焊接来进行紧固。

Claims (11)

1.一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板(1)，包括置于包括穿孔(4)的声学前表层(3)与后表层(6)之间的蜂窝中心芯体(2)，所述声学衰减板(1)包括前部结构(7)和后部结构(8)，

其特征在于：

所述前部结构(7)包括声学前表层(3)和第一蜂窝壁网络(9)，所述后部结构(8)包括后表层(6)和第二蜂窝壁网络(10)，所述前部结构(7)和所述后部结构(8)各自包括外周边界(11、12)，所述边界(11、12)紧固至彼此以用于组装所述前部结构(7)和所述后部结构(8)，所述第一蜂窝壁网络(9)和所述第二蜂窝壁网络(10)互补，以便在组装位置形成所述蜂窝中心芯体(2)，所述前部结构(7)和所述后部结构(8)彼此相对地定位，并且使得一结构(7、8)的蜂窝壁网络(9、10)与面向它的另一结构(7、8)的表层(3、6)间隔开间隙d。

2.根据权利要求1所述的声学衰减板(1)，其特征在于，所述间隙d小于2mm，并且优选地小于1.5mm。

3.根据权利要求1至2中任一项所述的声学衰减板(1)，其特征在于，该两个结构(7、8)包括紧固至彼此的相应的外周边缘(11、12)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的声学衰减板(1)，其特征在于，一结构(7、8)的每个蜂窝壁网络(9、10)由在所述结构(7、8)的表层(3、6)的相应内表面(44、47)上突出的壁(13、14)形成，凹口(15、16)设置在每个蜂窝壁网络(9、10)的壁(13、14)上，蜂窝壁网络(9、10)的壁(13、14)的凹口(15、16)布置成以互补的方式插入到另一蜂窝壁网络(9、10)的壁(13、14)的凹口(15、16)中，从而允许所述前部结构(7)的第一蜂窝壁网络(9)嵌套到所述后部结构(8)的第二蜂窝壁网络(10)中。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的声学衰减板(1)，其特征在于，所述蜂窝壁网络(9、10)各自包括相对于彼此重叠的截头圆锥形截面的壁(17、18)，以允许所述前部结构(7)的第一蜂窝壁网络(9)嵌套到所述后部结构(8)的第二蜂窝壁网络(10)中。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的声学衰减板(1)，其特征在于，在组装之后，所述后部结构(8)具有相对于所述前部结构(7)的蜂窝样式偏移半个周期的蜂窝样式。

7.一种用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的推力反向器翻板(19)，其特征在于，所述推力反向器翻板由根据权利要求1至6中任一项所述的声学衰减板(1)形成。

8.一种用于制造根据权利要求1至6中任一项所述的用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的声学衰减板(1)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

获得包括声学前表层(3)和第一蜂窝壁网络(9)的前部结构(7)，

获得包括后表层(6)和第二蜂窝壁网络(10)的后结构(8)，

将所述前部结构(7)组装到所述后部结构(8)以形成所述声学衰减板(1)，所述前部结构(7)和所述后部结构(8)各自包括外周边界(11、12)，所述边界(11、12)紧固至彼此以用于所述前部结构(7)和所述后部结构(8)的组装，所述第一蜂窝壁网络(9)和所述第二蜂窝壁网络(10)共同协作以形成位于所述声学前表层(3)和所述后表层(6)之间的蜂窝中心芯体(2)，所述前部结构(7)和所述后部结构(8)彼此相对地定位，并且使得一结构(7、8)的蜂窝壁网络(9、10)与面向所述前部结构的另一结构(7、8)的表层(3、6)间隔开间隙d。

9.根据权利要求8所述的制造方法，其特征在于，在所述组装步骤期间，所述前部结构(7)的第一蜂窝壁网络(9)嵌套在所述后部结构(8)的第二蜂窝壁网络(10)中。

10.根据权利要求9所述的制造方法，其特征在于，在所述组装步骤期间，所述前部结构(7)的第一蜂窝壁网络(9)经由设置在形成每个蜂窝壁网络(9、10)的壁(13、14)上的凹口(15、16)而嵌套在所述后部结构(8)的第二蜂窝壁网络(10)中，每个蜂窝壁网络(9、10)的壁(13、14)的凹口(15、16)布置成插入到彼此中。

11.根据权利要求8至10中任一项所述的制造方法，其特征在于，在所述组装步骤期间，所述结构(7、8)仅在分别设置在两个结构(7、8)中的每一个上的外周边界(11、12)处紧固至彼此。

Images